CN113734423A - 一种l型结构垂直起降飞行机构、无人机和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种L型结构垂直起降飞行机构、无人机和飞行器。本发明的L型结构垂直起降飞行机构，包括机身、机翼和/或机臂以及旋翼组件，机身包括机头、机身主体和机尾，机头和机尾设置于机身主体的两端并使机身形成为L型结构，机身主体倾斜设置，机头和机尾向远离地面的方向向上翘起；机翼和/或机臂对称设置于机身的两侧；旋翼组件包括至少四个旋翼部，旋翼部位于机身上部且对称分布于机身两侧，并且旋翼部中的至少两个安装于机翼或机臂上，或者是安装于位于机身两侧的纵杆上；其余旋翼部中的至少两个安装于机尾上，或者是安装于位于机身两侧的纵杆上。该飞行机构具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势。

Description

一种L型结构垂直起降飞行机构、无人机和飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种L型结构垂直起降飞行机构、包括该飞行机构的无人机和包括该飞行机构的飞行器。

背景技术

现有技术中的飞行器可分为倾转类和非倾转类，其中，倾转类飞行器可分为倾转旋翼类、倾转机翼类和倾转机身类三种。倾转机身类飞行器又可分为机身直立的90°倾转飞行器和机身倾斜的半倾转机身飞行器。现有技术中半倾转机身型垂直起降飞行器的示意图如图1所示。申请人发现，现有技术中的半倾转机身型垂直起降飞行器机身狭长，存在飞行器重心太高、飞行稳定性差以及结构强度低的技术问题。

具体的，半倾转机身型垂直起降飞行器起降时需要大幅度扬起机身，与半倾转机身型垂直起降飞行器狭长的机身产生矛盾，一是导致半倾转机身型垂直起降飞行器的机身重心太高，起降稳定性极差，同时上部的旋翼系统太高，不方便维护，而下部的旋翼系统又太低，容易与地面发生碰撞；二是飞行器前飞时，后旋翼系统与机翼的高度差较小，二者存在气流干扰问题，影响飞行稳定性；三是当为了降低重心而采用无尾或短尾设计时，同样会降低飞行器的飞行稳定性；而当采用在机翼上安装纵杆，在纵杆上安装旋翼系统时，由于机翼是倾斜安装的，纵杆与机翼的接触面较小，因此在机翼上加装纵杆存在结构强度不足的问题。

因此，急需对现有技术中的半倾转机身型垂直起降飞行器进行改进。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种L型结构垂直起降飞行机构，解决了现有技术中半倾转机身型垂直起降飞行器重心太高、飞行稳定性差以及结构强度低的技术问题。本发明优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明的L型结构垂直起降飞行机构，包括机身、至少一对机翼和/或至少一对机臂以及旋翼组件，其中，所述机身包括机头、机身主体和机尾，所述机头和所述机尾设置于所述机身主体的两端并使所述机身形成为L型结构，并且所述机身主体倾斜设置，所述机头和所述机尾向远离地面的方向向上翘起；所述机翼和/或所述机臂对称设置于所述机身的两侧；所述旋翼组件包括至少四个旋翼部，所述旋翼部位于所述机身上部且对称分布于所述机身两侧，并且所述旋翼部中的至少两个安装于所述机翼或所述机臂上，或者是安装于位于所述机身两侧的纵杆上；其余所述旋翼部中的至少两个安装于所述机尾上，或者是安装于位于所述机身两侧的纵杆上。

根据一个优选实施方式，所述纵杆对称分布于所述机身的两侧，并且所述纵杆与所述机身平行。

根据一个优选实施方式，所述纵杆的数量为至少一对，并且靠近所述机身的一对纵杆的一端与所述机翼或所述机臂固定连接，所述纵杆的另一端与所述机尾固定连接。

根据一个优选实施方式，所述机翼或所述机臂的数量为一对，并且所述机翼或所述机臂对称设置于所述机身的两侧；或者是所述机翼或所述机臂的数量为两对，并且两对所述机翼或两对所述机臂分别对称设置于所述机身的两侧。

根据一个优选实施方式，所述旋翼部的旋转轴与竖直方向的夹角不大于7°。

根据一个优选实施方式，所述机尾为T型尾杆、双T型尾杆、V型尾杆或VT组合型尾杆。

根据一个优选实施方式，所述机头顶端到所述机身主体最低点的第一连线与水平面的夹角为20～50°，并且所述机身主体最低点位于飞行机构重心之后；所述机尾的后缘线与水平面的夹角不小于20°，并且所述机尾的顶部到所述机身主体最低点的第二连线的长度小于所述机头顶端到所述机身主体最低点的第一连线的长度且不小于第一连线长度的一半。

根据一个优选实施方式，所述机翼的弦长或所述机臂的平面与所述机头顶端到所述机身主体最低点的第一连线之间的夹角不大于15°；所述机尾的横向倾斜稳定面或倾斜稳定面的相交线与所述机头顶端到所述机身主体最低点的第一连线之间的夹角不大于15°。

本发明的另一个目的是提出一种无人机和飞行器。

本发明的无人机，包括本发明中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构。

本发明的飞行器，包括本发明中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构。

本发明提供的L型结构垂直起降飞行机构、无人机和飞行器至少具有如下有益技术效果：

本发明的L型结构垂直起降飞行机构，机尾为向远离地面的方向向上翘起的结构，一方面，可在保留机尾功能的前提下，使飞行机构具有较低的重心，从而可提升飞行机构起降稳定性，同时既可以便于上部的旋翼部的维护，又可以避免下部的旋翼部太低，容易与地面发生碰撞的问题；另一方面，向上翘起的机尾还可抬高机身重心之后的旋翼部的安装高度，飞行器前飞时，后部的旋翼部与机翼互相错开，可有效降低气流干扰，从而可提高飞行机构飞行的稳定性；当采用在机翼上加装纵杆，在纵杆上安装旋翼组件时，翘起的机尾又可以作为纵杆的一个固定点，增加了飞行器的结构强度。

即本发明的L型结构垂直起降飞行机构，具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势；另外，本发明所有的旋翼部均位于机身上部，便于人员靠近，因此，特别适合大型无人机以及载人飞行器的应用。即本发明的L型结构垂直起降飞行机构，解决了现有技术中半倾转机身型垂直起降飞行器重心太高、飞行稳定性差以及结构强度低的技术问题。

本发明的无人机，包括本发明中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构，由于L型结构垂直起降飞行机构具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势，从而可提升本发明无人机的性能。

本发明的飞行器，包括本发明中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构，由于L型结构垂直起降飞行机构具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势，从而可提升本发明飞行器的性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是现有技术中半倾转机身型垂直起降飞行器的示意图；

图2是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第一优选实施方式示意图；

图3是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第二优选实施方式示意图；

图4是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第三优选实施方式示意图；

图5是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第四优选实施方式示意图；

图6是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第五优选实施方式示意图；

图7是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第六优选实施方式示意图；

图8是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第七优选实施方式示意图；

图9是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第八优选实施方式示意图；

图10是本发明L型结构垂直起降飞行机构的第九优选实施方式示意图。

图中：101、机头；102、机身主体；103、机尾；20、机翼；30、机臂；401、旋翼部；50、纵杆；AB、第一连线；CD、后缘线；BD、第二连线。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。

下面结合说明书附图2～10以及实施例1～3对本发明的L型结构垂直起降飞行机构、无人机和飞行器进行详细说明。

实施例1

本实施例对本发明的L型结构垂直起降飞行机构进行详细说明。

本实施例的L型结构垂直起降飞行机构，包括机身、至少一对机翼20和/或至少一对机臂30以及旋翼组件，如图2～10所示。旋翼组件用于飞行机构的垂直起降。优选的，机身包括机头101、机身主体102和机尾103，机头101和机尾103设置于机身主体102的两端并使机身形成为L型结构，并且机身主体102倾斜设置，机头101和机尾103向远离地面的方向向上翘起，如图2～10所示。机身主体102倾斜设置是指机身主体102相对于水平面倾斜设置，如图2所示。更优选的，机身可以为一体成型结构，也可以为模块化组装结构。优选的，机翼20和/或机臂30对称设置于机身的两侧，如图2～10所示。优选的，旋翼组件包括至少四个旋翼部401，旋翼部401位于机身上部且对称分布于机身两侧，并且旋翼部401中的至少两个安装于机翼20或机臂30上，或者是安装于位于机身两侧的纵杆50上；其余旋翼部401中的至少两个安装于机尾103上，或者是安装于位于机身两侧的纵杆50上，如图2～10所示。

本实施例的L型结构垂直起降飞行机构，机尾103为向远离地面的方向向上翘起的结构，一方面，可在保留机尾103功能的前提下，使飞行机构具有较低的重心，从而可提升飞行机构起降稳定性，同时既可以便于上部的旋翼部401的维护，又可以避免下部的旋翼部401太低，容易与地面发生碰撞的问题；另一方面，向上翘起的机尾103还可抬高机身重心之后的旋翼部401的安装高度，飞行器前飞时，后部的旋翼部401与机翼20互相错开，可有效降低气流干扰，从而可提高飞行机构飞行的稳定性；当采用在机翼20上加装纵杆50，在纵杆50上安装旋翼组件时，翘起的机尾103又可以作为纵杆50的一个固定点，增加了飞行器的结构强度。

即本实施例的L型结构垂直起降飞行机构，具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势；另外，本实施例所有的旋翼部401均位于机身上部，便于人员靠近，因此，特别适合大型无人机以及载人飞行器的应用。即本实施例的L型结构垂直起降飞行机构，解决了现有技术中半倾转机身型垂直起降飞行器重心太高、飞行稳定性差以及结构强度低的技术问题。

根据一个优选实施方式，纵杆50对称分布于机身的两侧，并且纵杆50与机身平行，如图5～7所示。本实施例优选技术方案的纵杆50对称分布于机身的两侧，并且纵杆50与机身平行，有助于提高飞行机构的稳定性。

根据一个优选实施方式，纵杆50的数量为至少一对，并且靠近机身的一对纵杆50的一端与机翼20或机臂30固定连接，纵杆50的另一端与机尾103固定连接。固定连接方式可为焊接或螺栓连接。图5示出了飞行机构只有一对纵杆50的示意图；图6和图7示出了飞行机构具有两对纵杆50的示意图。如图6和图7所示，在两对纵杆50的端部上均设置旋翼部401，从而可增加旋翼部401的数量，从而可提升飞行机构性能。

根据一个优选实施方式，机翼20或机臂30的数量为一对，并且机翼20或机臂30对称设置于机身的两侧；或者是机翼20或机臂30的数量为两对，并且两对机翼20或两对机臂30分别对称设置于机身的两侧，如图2～4所示。本实施例优选技术方案的机翼20或机臂30对称设置于机身的两侧，有助于提高飞行机构的稳定性。图2示出了飞行机构只有一对机翼20的示意图；图3示出了飞行机构具有两对机翼20的示意图；图4示出了飞行机构具有两对机臂30的示意图。如图3和图4所示，在两对机翼20上均设置旋翼部401，或者是在两对机臂30上均设置旋翼部401，从而可增加旋翼部401的数量，从而可提升飞行机构性能。

根据一个优选实施方式，旋翼部401的旋转轴与竖直方向的夹角不大于7°。本实施例优选技术方案旋翼部401的旋转轴与竖直方向的夹角不大于7°，有助于飞行机构的垂直起降。

根据一个优选实施方式，机尾103为T型尾杆、双T型尾杆、V型尾杆或VT组合型尾杆，如图8～10所示。不限于此，机尾103还可以是其余的结构。图8示出了机尾103为T型尾杆的示意图，具体的，T型尾杆即是指机尾103为T型结构。图9示出了机尾103为V型尾杆的示意图，具体的，V型尾杆即是指机尾103为V型结构。图10示出了机尾103为VT组合型尾杆的示意图，具体的，VT组合型尾杆即是指机尾103为V型结构和T型结构组合而成。本实施例优选技术方案的机尾103为T型尾杆、双T型尾杆、V型尾杆或VT组合型尾杆，有利于保持飞行机构的稳定性。

根据一个优选实施方式，机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB与水平面的夹角为20～50°，并且机身主体102最低点位于飞行机构重心之后。优选的，机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB与水平面的夹角为28～42°。具体的，机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB与水平面的夹角如图2中的α所示。机尾103的后缘线CD与水平面的夹角不小于20°，并且机尾103的顶部到机身主体102最低点的第二连线BD的长度小于机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB的长度且不小于第一连线AB长度的一半。具体的，机尾103的后缘线CD与水平面的夹角如图2中的β所示。当机尾103为T型尾杆或双T型尾杆时，机尾103的后缘线CD也即是指T型尾杆垂尾的后缘线；当机尾103为V型尾杆时，机尾103的后缘线CD也即是指V型尾杆的后缘线。本实施例优选技术方案通过限定机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB与水平面的夹角为20～50°，并且机身主体102最低点位于飞行机构重心之后；机尾103的后缘线CD与水平面的夹角不小于20°，有助于降低飞行机构的重心，提高飞行机构的稳定性。另一方面，现有技术中的飞行器机身主体102较长而机尾103较短，本实施例优选技术方案通过限定机尾103的顶部到机身主体102最低点的第二连线BD的长度小于机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB的长度且不小于第一连线AB长度的一半，可缩短机身主体102的长度并拉长机尾103的长度，使机身主体102和机尾103保持合适的比例，从而可避免现有飞行器机身狭长的问题。

根据一个优选实施方式，机翼20的弦长或机臂30的平面与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角不大于15°。具体的，机翼20的弦长与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角如图2中的γ所示。机尾103的横向倾斜稳定面或倾斜稳定面的相交线与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角不大于15°。具体的，机尾103的横向倾斜稳定面与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角如图2中的δ所示。当机尾103为T型尾杆、双T型尾杆或VT组合型尾杆时，δ为机尾103的横向倾斜稳定面与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角；当机尾103为V型尾杆时，δ为机尾103的倾斜稳定面的相交线与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角。本实施例优选技术方案通过限定机翼20的弦长或机臂30的平面与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角不大于15°；机尾103的横向倾斜稳定面或倾斜稳定面的相交线与机头101顶端到机身主体102最低点的第一连线AB之间的夹角不大于15°，不仅有助于降低飞行机构的重心，提高飞行机构的稳定性，还可减小飞行阻力。

图2示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第一优选实施方式示意图，如图2所示，机头101两侧对称设置有一对机臂30，机身主体102两侧对称设置有一对机翼20，机尾103为T型尾杆；旋翼组件包括四个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于机臂30上；其余旋翼部401安装于机尾103上。

图3示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第二优选实施方式示意图，如图3所示，机头101两侧对称设置有一对机翼20，机身主体102两侧对称设置有一对机翼20，机尾103为V型尾杆；旋翼组件包括四个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于位于机头101两侧的机翼20上；其余旋翼部401安装于机尾103上。

图4示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第三优选实施方式示意图，如图4所示，机头101两侧对称设置有一对机臂30，机尾103两侧对称设置有一对机臂30，机尾103为T型尾杆；旋翼组件包括四个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于位于机头101两侧的机臂30上；其余旋翼部401安装于机尾103两侧的机臂30上。

图5示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第四优选实施方式示意图，如图5所示，机头101两侧对称设置有一对机翼20，机尾103为T型尾杆，机身主体102两侧对称设置有一对纵杆50；旋翼组件包括十个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于位于机头101两侧的机翼20上、两个安装于机尾103上、六个安装于机身主体102两侧的纵杆50上。

图6示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第五优选实施方式示意图，如图6所示，机身主体102两侧对称设置有一对机翼20，机尾103为V型尾杆，机身主体102两侧对称设置有两对纵杆50；旋翼组件包括八个旋翼部401，八个旋翼部401均安装于机身主体102两侧的两对纵杆50上。

图7示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第六优选实施方式示意图，如图7所示，机头101两侧对称设置有一对机臂30，机身主体102两侧对称设置有一对机翼20，机尾103为V型尾杆，机身主体102两侧对称设置有两对纵杆50；旋翼组件包括十四个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于机翼20上、十二个安装于机身主体102两侧的两对纵杆50上。

图8～10分别示出了本实施例L型结构垂直起降飞行机构的第七～九优选实施方式示意图，如图8～10所示，机头101两侧对称设置有一对机翼20，机尾103分别为T型尾杆、V型尾杆和VT型尾杆；旋翼组件包括四个旋翼部401，旋翼部401中的两个安装于机翼20上；其余旋翼部401安装于机尾103上。

实施例2

本实施例对本发明的无人机进行详细说明。

本实施例的无人机，包括实施例1中任一项技术方案的L型结构垂直起降飞行机构。无人机的其余结构可与现有技术相同，在此不再赘述。

本实施例的无人机，包括实施例1中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构，由于L型结构垂直起降飞行机构具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势，从而可提升本实施例无人机的性能。

实施例3

本实施例对本发明的飞行器进行详细说明。

本实施例的飞行器，包括实施例1中任一项技术方案的L型结构垂直起降飞行机构。飞行器的其余结构可与现有技术相同，在此不再赘述。

本实施例的飞行器，包括实施例1中任一项技术方案所述的L型结构垂直起降飞行机构，由于L型结构垂直起降飞行机构具有重心位置低、稳定性能优、结构强度高的优势，从而可提升本实施例飞行器的性能。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，包括机身、至少一对机翼(20)和/或至少一对机臂(30)以及旋翼组件，其中，

所述机身包括机头(101)、机身主体(102)和机尾(103)，所述机头(101)和所述机尾(103)设置于所述机身主体(102)的两端并使所述机身形成为L型结构，并且所述机身主体(102)倾斜设置，所述机头(101)和所述机尾(103)向远离地面的方向向上翘起；

所述机翼(20)和/或所述机臂(30)对称设置于所述机身的两侧；

所述旋翼组件包括至少四个旋翼部(401)，所述旋翼部(401)位于所述机身上部且对称分布于所述机身两侧，并且所述旋翼部(401)中的至少两个安装于所述机翼(20)或所述机臂(30)上，或者是安装于位于所述机身两侧的纵杆(50)上；其余所述旋翼部(401)中的至少两个安装于所述机尾(103)上，或者是安装于位于所述机身两侧的纵杆(50)上。

2.根据权利要求1所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述纵杆(50)对称分布于所述机身的两侧，并且所述纵杆(50)与所述机身平行。

3.根据权利要求1或2所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述纵杆(50)的数量为至少一对，并且靠近所述机身的一对纵杆(50)的一端与所述机翼(20)或所述机臂(30)固定连接，所述纵杆(50)的另一端与所述机尾(103)固定连接。

4.根据权利要求1所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述机翼(20)或所述机臂(30)的数量为一对，并且所述机翼(20)或所述机臂(30)对称设置于所述机身的两侧；或者是所述机翼(20)或所述机臂(30)的数量为两对，并且两对所述机翼(20)或两对所述机臂(30)分别对称设置于所述机身的两侧。

5.根据权利要求1所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述旋翼部(401)的旋转轴与竖直方向的夹角不大于7°。

6.根据权利要求1所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述机尾(103)为T型尾杆、双T型尾杆、V型尾杆或VT组合型尾杆。

7.根据权利要求6所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述机头(101)顶端到所述机身主体(102)最低点的第一连线(AB)与水平面的夹角为20～50°，并且所述机身主体(102)最低点位于飞行机构重心之后；

所述机尾(103)的后缘线(CD)与水平面的夹角不小于20°，并且所述机尾(103)的顶部到所述机身主体(102)最低点的第二连线(BD)的长度小于所述机头(101)顶端到所述机身主体(102)最低点的第一连线(AB)的长度且不小于第一连线(AB)长度的一半。

8.根据权利要求6所述的L型结构垂直起降飞行机构，其特征在于，所述机翼(20)的弦长或所述机臂(30)的平面与所述机头(101)顶端到所述机身主体(102)最低点的第一连线(AB)之间的夹角不大于15°；所述机尾(103)的横向倾斜稳定面或倾斜稳定面的相交线与所述机头(101)顶端到所述机身主体(102)最低点的第一连线(AB)之间的夹角不大于15°。

9.一种无人机，其特征在于，包括权利要求1至8中任一项所述的L型结构垂直起降飞行机构。

10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1至8中任一项所述的L型结构垂直起降飞行机构。

Images